В декабре 1974 года было разработано дополнение к техническому предложению. В нем были рассмотрены ракеты различной размерности и стартовой массы — 96 т (диаметром 2400 мм), 130 т (диаметром 2800 мм) и 155 т (диаметром 3000 мм). Повышение уровня энергетических характеристик обеспечивалось, в том числе, за счет применения ряда новых решений по маршевым двигателям — использования нового смесевого топлива и высокопрочного органопластика для изготовления корпусов двигателей, применения конструкции корпусов маршевых двигателей типа «кокон», «утопленных» в камеры сгорания сопловых блоков двигателей и др.

Совет главных конструкторов 31 января 1975 г. рекомендовал для опытно-конструкторской разработки комплекс с ракетой массой — 100 т и массой полезного груза ~3 т как наиболее оптимальный. При этом исходили, прежде всего, из необходимости обеспечить требуемые характеристики у комплекса со стационарным стартом. В тот момент это было главной задачей.

В то же время ракета должна была допускать размещение не только в стационарных, но и на подвижных пусковых установках. В качестве такого варианта предусматривались железнодорожные пусковые установки. Это существенно ограничивало разработчиков в части стартового веса создаваемой ракеты.

Однако не для всех это было очевидно. РВСН в своем заключении настаивали на продолжении работы по варианту с массой 130 т., считая, что в этом случае ракета будет нести более мощное оснащение. Это было действительно так, но делало практически невозможным использование ракеты с такой массой в БЖРК. Все еще были сильны взгляды на то, что главное обеспечить мощность удара, а не обеспечить выживаемость подвижного комплекса и использовать его для ответного удара.

Вариант ракеты с массой порядка 100 т. отстаивал генеральный конструктор КБ «Южное» В.Ф. Уткин, которого поддержали Е.Б. Волков, начальник головного института 4-го НИИ МО, и Ю.А. Мозжорин, директор отраслевого института ЦНИИмаш. Этот вариант после горячих обсуждений и был принят для дальнейшей работы. Как сейчас представляется, это было безусловно правильным решением. Тем самым РТ-23 определялась как «легкая МБР», разрешённая к разработке в соответствии с советско-американскими договоренностями. А с другой стороны, стартовые массы в 130 и 155 т. практически исключали создание с ними подвижного комплекса.

На заседании секции НТС № 1 Минобщемаша СССР, проведенной в июне 1975 г., были одобрены материалы технического предложения и дополнения к нему, в том числе принятая размерность ракеты. Было решено последующее эскизное проектирование ракеты вести с обеспечением стойкости конструкции ракеты к поражающим факторам ядерного взрыва на активном участке траектории. Ведь ракеты предназначались для ответного удара, когда по позиционному району нанесен удар вероятным противником. Как мы потом шутили, что ракете придется пробиваться через тучу летающих в воздухе кирпичей и булыжников, навстречу «бодрящему» воздействию поражающих факторов высотных блокирующих позиционный район высотными ядерными взрывов. Предлагалось также рассмотреть вопрос о возможности использования ракеты с различными типами старта: стационарным шахтным и подвижных — грунтовым и железнодорожным.

Созданию комплексов РТ-23 руководство страны придавало очень большое значение, так как это позволяло обеспечить ввод в эксплуатацию новых современных комплексов с ракетами, оснащенными моноблочными ГЧ, которые не должны были уступать по боевой эффективности перспективным комплексам США. Это считалось важным в связи с принятыми ограничениями на развертывание ракет с разделяющимися ГЧ. Создавалась потенциальная возможность создания подвижного железнодорожного комплекса, обеспечивающего требуемую живучесть группировки РВСН после 1983-1985 гг.

Последовал новый цикл интенсивной проектной работы, в результате на Совет главных конструкторов в июле 1976 г. были представлены новые материалы, на базе которых были утверждены основные положения разработки ракеты РТ-23, в соответствии с которыми в конструкцию ракеты закладывались следующие технические решения:

• двигатель первой ступени максимально унифицировался с двигателем первой ступени морской ракеты 3М65;

• повышенная стойкость ракеты к воздействию поражающих факторов ядерного взрыва;

• управление полетом на участках работы первой и второй ступеней ракеты за счет системы вдува горячего газа в закритическую часть сопла маршевых двигателей, а третьей ступени — разрезным управляющим соплом маршевого двигателя и креновыми РДТТ;

• новые эффективные смесевые топлива на первой ступени НПО «Алтай», в двигателях второй и третьей ступеней ЛНПО «Союз»;

• двигатели второй и третьей ступеней выполнялись со складывающимися сопловыми насадками;

• боевое оснащение ракеты — моноблочная ГЧ. Для построения ее боевых порядков применялась ступень разведения на базе твердотопливного двигателя «тянущей» схемы;

• надувной наконечник обтекателя.

Были уточнены также и массогабаритные характеристики разрабатываемой ракеты: стартовая масса — 106 т (с учетом ограничений по договору ОСВ-2) и длина в транспортировочном положении — 21,9 м (для обеспечения планируемого размещения в пусковой установке БЖРК).

Принятые характеристики ракеты были очень напряженными, и с их обеспечением возникли серьезные проблемы. Проработки КБ «Южное» показали, что в принятой стартовой массе не удержаться. Не обладают необходимыми характеристиками маршевые двигатели. Потребуется очень большой объём их отработки и соответственно длительные сроки. На переходных участках полета, при разделении ступеней не обеспечивалась управляемость ракеты. Все это усугублялось большими разбросами тяги и времен работы двигателей. Это были только самые главные проблемы.